專利名稱：用于渦輪發動機的燃燒室的多點噴射器的制作方法
用于渦輪發動機的燃燒室的多點噴射器本發明涉及用于渦輪發動機(諸如飛機渦輪螺旋發動機或渦輪噴氣發動機)的環形燃燒室的“多點，，燃料噴射器裝置。在已知的方式中，渦輪發動機具有設置于高壓壓縮機出口位置并且裝備有多個燃料噴射器裝置的環形燃燒室，所述燃料噴射器裝置在所述燃燒室的入口處有規律地沿圓周分布。每一個多點噴射器設備包括第一文氏管以及與所述第一文氏管同軸設置的第二文氏管，在所述第一文氏管內，引燃噴射器(pilot injector)居中地安裝在所述第一文氏管的軸上，所述噴射器通過引燃線路(pilot circuit)連續不斷地供給燃料。該第二文氏管在其上游端部具有環形室，環形室內部安裝有環形圈，所述環形圈通過多點線路供給燃料。所述環形圈具有形成在在面向下游方向并且朝向所述第二文氏管的外部的前端面上的燃料噴射孔。所述引燃線路以一定的速度輸送連續不斷地燃料流，所述速度優選地為低速，所述多點線路則以間歇的速度輸送燃料，而所述速度優選地為高速。然而，在由來自于燃燒室中的火焰的輻射所引起的高溫的影響下，使用間歇多點線路所呈現的主要缺點在于當所述多點線路被切斷時將會導致停滯在所述多點線路中的燃料結渣或焦化。這些現象可導致在所述環形圈和所述多點線路的燃料噴射孔的位置形成焦炭，從而給來自于所述多點線路的燃料的噴射帶來不利影響，因此影響所述燃燒室的運轉。為了降低焦化的風險，從本申請人的歐洲專利申請EP2(^6002中可得知利用所述燃料引燃線路來冷卻所述多點線路，以便減少其中焦碳的形成，通過使用形成在所述環形室中且徑向地形成于所述環形圈的內側和外側的兩條環形通道，這兩條通道具有它們各自的與所述引燃噴射器連接的出口。盡管如此，這樣的結構還是不能達到令人滿意的降低溢出所述環形室前端面的燃料焦化的風險，這是由于所述燃料依然暴露在由位于其下游的燃料燃燒所產生的強烈的熱輻射中。本發明的一個特別的目的在于提供一種該問題的，簡單、有效、廉價的解決方法。為達此目的，本發明提供了一種用于渦輪發動機的環形燃燒室的燃料噴射器裝置，所述裝置包括連續不斷地向通向第一文氏管的噴射器供給燃料的引燃線路，以及間歇地向形成在第二文氏管的上游環形室前表面上的噴射孔供給燃料的多點線路，所述第二文氏管與所述第一文氏管同軸，安裝于所述環形室內部的環形圈，用以限定用以向所述噴射孔供給燃料的供給線路以及通過使供給所述引燃線路的噴射器的燃料流過的方式工作的冷卻回路，所述噴射器裝置特征在于，所述冷卻回路在所述環形室的前表面上延伸，所述前表面緊鄰所述噴射孔。將冷卻回路中的一部分并入到最大程度上暴露在熱輻射下的環形室的前表面上能夠使得所述前表面緊鄰所述噴射孔的部分將被連續不斷地冷卻以便避免所述噴射孔焦化。有益地，所述冷卻回路的一部分由所述環形圈下游表面上的凹槽形成，所述下游表面抵靠于所述環形室的前表面上。這使得用于所述環形室前表面的冷卻回路能夠以簡單的方式獲得，并且成本低。所述冷卻回路還包括形成于所述環形圈和所述環形室的內側圓柱形壁之間的環形通道，以便冷卻所述第二文氏管的環形室的內側圓柱形表面，來自于所述高壓壓縮機的熱空氣氣流穿過所述第二文氏管。所述冷卻回路還包括形成于所述環形圈和所述環形室的外側圓柱形壁之間的環形通道，所述通道可用于通過來自于所述引燃線路的燃料流對所述環形室的外側壁進行冷卻，否則可被設計為與所述引燃線路隔離并且在運轉過程中充滿空氣或焦化的燃料，所述空氣和焦化的燃料充當熱絕緣體。在運轉過程中，所述第二文氏管的環形室的外周緣所承受的溫度低于所述環形室的內周緣所承受的溫度，所以不需要對所述環形室的外輪廓進行連續不斷地冷卻，使用熱絕緣體足矣。在本發明的一個優選實施方式中，用于冷卻所述室的前表面的冷卻回路呈波浪形，其在所述噴射孔的內側和外側之間徑向地交替地延伸，從而使得所述冷卻回路被設置在與所述噴射孔盡可能接近的位置。有益地，用于冷卻所述室前表面的冷卻回路包括兩個對稱的半圓形的分支，每一個分支在燃料進口裝置與燃料出口裝置之間延伸，所述燃料出口裝置與所述引燃線路的噴射器相連接。穿過所述環形室上的噴射孔的燃料噴射借助于所述環形圈上的噴射孔實現，所述環形圈上的噴射孔通向所述環形室的噴射孔。有益地，所述環形圈的下游壁上的噴射孔所具有的直徑小于所述環形室的前表面上的噴射孔的直徑，由此避免了在所述多點線路被切斷時殘留在所述環形圈的噴射孔中的燃料滴焦化而將位于室壁的噴射孔封堵。本發明還提供了一種用于渦輪發動機的環形燃燒室，所述環形燃燒室包括至少一個如上所述類型的燃料噴射器裝置。本發明還提供一種渦輪發動機，諸如飛機渦輪螺旋發動機或渦輪噴氣發動機，所述發動機包括至少一個如上所述類型的燃料噴射器裝置。通過閱讀如下以非限制性的實施例方式做出的說明以及參考說明書附圖理解本發明，本發明的其它細節、優點以及特征也得以呈現。
圖1為現有技術中的多點燃料噴射器裝置的局部示意軸向剖面圖；圖2為本發明所述的多點燃料噴射器裝置的局部示意軸向剖面圖；圖3為圖2所示噴射器從其下游方向看去的透視圖；圖4為圖2所示噴射器從其下游方向看去的透視圖，其與圖3的視角不同；首先，參考圖1，圖中示出了具有兩個燃料噴射器系統的噴射器裝置10，其中一個燃料噴射器系統為連續運轉的引燃系統(pilot system)，而另外一個則為間歇運轉的多點系統。所述裝置安裝在所述渦輪發動機的環形燃燒室的端壁的開口內，所述燃燒室通過上游高壓壓縮機供給得到空氣，并將燃燒氣體輸送到安裝在下游的渦輪機。所述裝置包括第一文氏管12以及與所述第一文氏管12同軸設置第二文氏管14，第一文氏管12設置在第二文氏管14內。引燃噴射器16安裝在軸向插入到所述第一文氏管12內部的第一級渦旋式噴嘴18的內部。第二級渦旋式噴嘴20形成在所述第一文氏管 12的上游端并且徑向地形成在所述第一文氏管12的外部，以便在所述第一、第二文氏管12 和14之間延伸。所述第二文氏管14具有由徑向內側壁M以及徑向外側壁沈兩個圓柱形壁所形成的環形室22，所述徑向內側壁M以及徑向外側壁沈通過在下游會聚的截頭圓錐下游壁觀相互連接。環形圈30也具有徑向內側壁32以及徑向外側壁34兩個圓柱形壁，所述徑向內側壁32以及徑向外側壁34通過在下游會聚的截頭圓錐下游壁36相互連接在一起，所述環形圈30安裝在所述環形室22的內部，以便所述環形室22與環形圈30的下游壁觀、36 相接觸。所述環形圈30通過環形臺肩38位于所述環形室22內的中部，該環形臺肩38形成于所述環形室22內的所述環形室22的截頭圓錐下游壁觀與內側圓柱形壁M間的接合處。所述環形圈30以及環形室22分別在它們的上游端部具有環形開口。所述環形室 22的圓柱形壁M和沈自所述環形圈30的圓柱形壁32和34的上游端部向上游方向伸出。所述環形圈30的下游壁36具有規律地沿圓周分布的噴射孔40，所述噴射孔40通向與之相對應的所述環形室22的下游壁28的噴射孔42。所述環形圈30的噴射孔40的直徑與環形室22的噴射孔42的直徑相等。內側環形通道44限定在所述環形圈30的內側圓柱形壁32與環形室22的內側圓柱形壁M之間。同樣地，外側環形通道46限定在所述環形圈30的外側圓柱形壁34與環形室22的外側圓柱形壁沈之間。所述噴射器裝置包括具有下游部分的本體48，所述下游部分呈環形并且具有圓柱形導管50，該圓柱形導管50以密封的方式軸向地接合于所述環形室22的內、外側圓柱形壁對和沈之間，并且以密封的方式通向所述環形圈30的內、外側圓柱形壁32和34之間。所述導管50具有徑向臺肩54，該臺肩M形成與所述環形圈30的內、外側圓柱形壁32和34 的上游端部相抵的支承臺。所述本體48的密封組件用以確保所述內、外側環形通道44和46與形成在所述環形圈30內部的環形空間隔絕。燃料供給臂56與所述本體48相連接，并且包括兩個共軸導管，也就是中心導管 58，其為所述本體48的通道60供給燃料，通道60向下游通向所述圓環圈30的內部；以及圍繞所述中心導管58形成并且為不同的通道(未示出)提供燃料的外側導管62，所述不同的通道分別通向所述內、外側環形通道44和46。所述本體48具有燃料收集腔64，該燃料收集腔64的位置與位于所述環形圈30的圓柱形壁32和34上游端部的所述燃料供給臂56的位置方向正相反，從而所述內、外側環形室44和46與所述收集腔64相連通。導管66 —端與所述引燃噴射器16相連接，而另外一端則與所述本體48相連接并通向所述收集腔64。在運轉過程中，所述燃料供給臂56的中心導管58向所述本體48的通道60供給燃料，而后，所述燃料流入所述環狀圈30并經由所述環形圈30中的噴射孔40以及環形室 22中的噴射孔42噴射到所述燃燒室下游位置。所述供給臂56的外側導管62向所述本體48內通向所述內、外側環形通道44和 46的通道供給燃料，而后，所述燃料流入所述收集腔64，以便經由導管66向引燃噴射器16供給燃料。該線路形成引燃線路并連續不斷地運轉，而多點線路則在飛行的特殊階段(諸如需要額外動力的飛機起飛階段)間歇地運轉。在渦輪發動機運轉的過程中，來自于高壓壓縮機的熱空氣(約600°C)穿過第一級徑向渦旋式噴嘴18流入到所述第一文氏管12內，而所述空氣也流入第一、第二文氏管12 和14之間的第二級徑向渦旋式噴嘴20內。供給所述引燃噴射器的燃料連續不斷地穿過所述內、外側環形通道44和46，使所述內、外側環形通道44和46形成徑向地位于所述環形圈30外部和內部的冷卻回路，從而避免了由燃燒的熱輻射所引起的所述環形圈30內的燃料焦化，燃料焦化發生在所述多點線路不處于運轉狀態的飛行階段。如上所述，所述環形室22的下游前端面觀也同樣經受著所述燃燒室的熱輻射，而且這可能會導致在所述多點線路不處于運轉狀態的飛行階段在所述環形圈30的噴射孔40 和所述環形室22的噴射孔42處發生燃料焦化。本發明針對該問題提供了一種解決方案通過將冷卻回路并入到所述噴射器裝置 67中，以達到對緊鄰所述噴射孔的所述環形室70的截頭圓錐前壁68加以冷卻的目的，如圖 2至4所示。所述冷卻回路包括形成于所述環形圈76的截頭圓錐壁74的下游表面上的凹槽 72,即所述表面壓在所述環形室70的截頭圓錐壁68的上游表面上。所述凹槽72呈波浪形，其在所述環形圈76的噴射孔78的內側和外側之間徑向交替地延伸，從而使得所述環形圈76內的噴射孔78與所述環形室70內的噴射孔80能夠更好地被冷卻。在該實施方式中，所述凹槽72具有兩個半圓形分支，所述兩個分支由所述本體48的兩個通道82和84供給燃料，所述分支的出口連接于與所述收集腔64正相反的位置。所述兩個分支相對于包含有所述引燃噴射器16的軸的平面對稱，并且部分地位于向所述凹槽72供應燃料的兩個通道82與84之間。本發明所述冷卻回路還具有形成在所述環形圈76的內側圓柱形壁88的厚度上的凹槽86，該凹槽86與所述環形室70的內側圓柱形壁90共同作用以限定內側環形通道。所述內側環形通道由所述本體48中的兩條通道92和94供給燃料，所述內側環形通道在其出口處與所述收集腔64相連接，以便冷卻所述環形圈76的內側圓柱形壁88和環形室70的內側圓柱形壁90。兩個半圓形凹槽96和98形成于所述環形圈76的外側圓柱形壁100的厚度上，該凹槽96和98與所述環形室70的外側圓柱形壁102共同作用以限定兩個半圓形通道，所述兩個半圓形通道的圓周端部通過所述環形圈76的軸向塞縫片104封閉。以這種方式，所述兩個外側半圓形通道得以與供給所述引燃噴射器燃料的收集室隔離開。在裝配所述環形室70內部的環形圈76的過程中，所述兩個半圓形通道96和98 充滿空氣。在運轉過程中，如果相對于所述引燃線路，尤其是相對于前面的線路提供密封， 這些通道有可能充滿空氣；否則正相反地，所述通道可能充滿燃料，所述燃料在高溫的作用下焦化。不管怎樣，空氣或焦化的燃料形成熱絕緣體，并且發現其可以充分地避免所述環形圈中的燃料焦化，這是因為所述環形圈76與所述環形室70的外周緣所承受的溫度低于那些元件的內周緣所承受的溫度。
所述環形圈76的下游截頭圓錐壁74的噴射孔78的直徑小于所述環形室70的截頭圓錐的前端表面68上的噴射孔的直徑。這是用于在所述多點油路停止時，避免任何一滴殘留在所述環形圈76的噴射孔78內的燃料通過焦化而阻塞所述環形室70的噴射孔80。 在本發明的一個特別的實施方式中，所述環形圈76的噴射孔78的直徑約為0. 5毫米(mm)， 而所述環形室70的噴射孔80的直徑約為1毫米(mm)。為了隔離所述多點線路的前部冷卻回路，所述圈72的截頭圓錐壁74的下游表面以密封的方式固定在所述環形室70的截頭圓錐壁68上，例如，通過銅焊的方式。因此，所述圈76的孔78與所述環形室70的孔80之間的接合處為密封的。取代使用銅焊，可以使所述環形圈76與包含有所述環形室70的第二文氏管14 一體成型，例如通過激光燒結。本發明不僅限于如前所述的波浪形冷卻回路。因此，其可能在所述環形圈76的下游壁74的下游表面上形成兩條凹槽，其中一條凹槽徑向地定位于所述環形圈76的噴射孔 78的內側，而另外一條凹槽則徑向地定位于所述同一噴射孔78的外側。盡管如此，這樣的線路無法為所述環形室70以及環形圈76的噴射孔78和80提供更好的冷卻，尤其是無法為所述噴射孔之間的圓周空間提供最好的冷卻。其也可能通過所述噴射孔之間的徑向通道而將所述前端表面上內側和外側凹槽連接。盡管如此，那樣的解決方案可能會導致通過某些通道而形成的優選的燃料流，從而導致了對于所述環形圈76以及所述環形室70的冷卻不均勻。在另一個變化方案中，所述外側通道96和98與供給所述引燃噴射器16的收集腔 64連接，它們通過用于所述弓I燃噴射器16的燃料流對所述環形室70進行冷卻。
權利要求
1.一種用于渦輪發動機的環形燃燒室的燃料噴射器裝置，所述裝置包括連續不斷地向通向第一文氏管(1 的噴射器(16)供給燃料的引燃線路，以及間歇地向形成在第二文氏管(14)的上游環形室(70)前表面(68)上的噴射孔(80)供給燃料的多點線路，所述第二文氏管(14)與所述第一文氏管(12)同軸，環形圈(76)安裝于所述環形室(70)內部，用以限定用以向所述噴射孔(80)供給燃料的燃料供給回路，以及通過使供給所述引燃線路噴射器的燃料流過的方式工作的冷卻回路，所述噴射器裝置特征在于，所述冷卻回路在所述環形室(70)的緊鄰所述噴射孔(80)的前表面(68)上延伸。
2.如權利要求1所述的裝置，其特征在于，所述冷卻回路包括形成于所述環形圈(76)的下游表面上的凹槽(72)，所述下游表面抵壓于所述環形室(70)的所述前表面(68)上。
3.如權利要求1或2所述的裝置，其特征在于，所述冷卻回路還包括形成于所述環形圈(76)和所述環形室(70)的內側圓柱形壁(88，90)之間的環形通道。
4.如權利要求1-3中任一項權利要求所述的裝置，其特征在于，所述冷卻回路還包括形成于所述環形圈(76)的外側圓柱形壁(100)和所述環形室(70)的外側圓柱形壁(102)之間的環形通道。
5.如權利要求4所述的裝置，其特征在于，形成于所述環形圈(76)的外側圓柱形壁(100)和所述環形室(70)的外側圓柱形壁(10 之間的環形通道被設計為與所述引燃線路隔離并且在運轉過程中充滿空氣或已焦化的燃料。
6.如權利要求1-5中任一項權利要求所述的裝置，其特征在于，用于冷卻所述室(70)的所述前表面(68)的冷卻回路呈波浪形，并且在所述噴射孔(80)的內側和外側之間徑向交替地延伸。
7.如權利要求1-6中任一項權利要求所述的裝置，其特征在于，用于冷卻所述室(70)的所述前表面(68)的冷卻回路包括兩個對稱的半圓形的分支，每一個所述分支在燃料進口裝置與燃料出口裝置之間延伸。
8.如權利要求7所述的裝置，其特征在于，所述燃料出口裝置與所述引燃線路的所述噴射器(16)相連接。
9.如權利要求1-8中任一項權利要求所述的裝置，其特征在于，所述環形圈(76)的下游壁(74)包含有通向所述環形室(70)的所述前表面(68)的所述噴射孔(80)的燃料穿過孔(78)。
10.如權利要求9所述的裝置，其特征在于，所述環形圈(76)的下游壁(74)上的所述孔(78)的直徑小于所述環形室(70)的所述前表面(68)上的噴射孔(80)的直徑。
11.一種用于渦輪發動機的環形燃燒室，其特征在于，所述環形燃燒室包括至少一個如前述任一項權利要求所述的燃料噴射器裝置(67)。
12.一種用于渦輪發動機，其特征在于，所述發動機包括至少一個如權利要求1-10中任一項權利要求所述的燃料噴射器裝置(67)。
全文摘要
本發明涉及一種用于環形燃燒室的燃料噴射器裝置(67)，其包括向噴射器(16)供給燃料的引燃線路，以及向形成在環形室(70)前表面(68)上的噴射孔(80)供給燃料的多點線路，安裝于所述環形室(70)內部的環形圈(76)用以限定向所述噴射孔(80)供給燃料的線路，以及供給所述引燃線路噴射器(16)的燃料流過的冷卻回路，所述冷卻回路在所述環形室(70)的緊鄰所述噴射孔(80)的前表面(68)上延伸。
文檔編號F23R3/28GK102575844SQ201080046195
公開日2012年7月11日 申請日期2010年10月12日 優先權日2009年10月13日
發明者托馬斯·奧利維耶·瑪麗·諾維爾, 迪迪爾·希波呂特·埃爾南德斯 申請人:斯奈克瑪